具有几何和光照不变性的不变矩构建研究

为了解决现有的光照变化条件下仿射不变矩识别不稳健的问题,提出了一种归一化光照仿射不变矩,即采用一种光照模型,基于Jan Flusser仿射不变矩,推导出一种归一化光照仿射不变矩,并且从理论上证明了该方法在各种仿射变换下的稳健性,然后通过对比实验验证了该方法在光照强度、方向和颜色改变下的不变性.实验结果表明,与当前主流的光照不变矩方法相比,该方法不仅适合灰度图像也适合彩色图像,在光照方向改变下,图像的倾斜运动中识别度提高了35％;在线性光照强度改变下,图像的倾斜运动中识别度提高了85％;在光照颜色改变下,图像的平移和旋转运动中识别度提高了7.8％;以多种卫星模型图像为实验对象,在光照改变下,彩色图像和灰度图像的识别度平均提高了36％以上,且计算简单,更适合于航天器目标的识别.     

力臂自动调节装置智能综合测试系统的设计

为了解决力臂自动调节装置型号多、测试方法繁杂、测试精度低的问题,研制了以工控机为核心的自动测试系统,从硬件设计、软件设计入手,分析了测试过程中的工作环境模拟仿真与自动加载、系统控制信号和数据的共享、大气参数的测量、力臂值随机快速精确测量及抗干扰设计等问题,对改善力臂自动调节装置的维护手段、提高测试设备的自动化程度、使检测设备向综合化和智能化方向发展,具有重要的推动作用。     

可变弯尾飞行器飞行特性研究

本文研究了可变弯尾飞行器的机动飞行问题。可变弯尾飞行器具有气动控制独特、机动范围可调等特点，是高超声速飞行器实现机动飞行的有效途径。本文通过气动力工程计算与飞行器六自由度弹道的耦合计算，研究了此类飞行器在再入过程中的机动控制和飞行稳定性。     

机载雷达罩电性能计算分析技术

概括介绍了几何光学法和物理光学雷达罩电性能计算分析技术的基本原理、方法、使用条件及 特点,并推出一种适应复杂形状机头雷达罩电性能计算分析的新型物理光学法/矩量法混合分析技术。     

舵面铰链力矩的估算

本文以某一飞行器为例,详细论述了如何利用常规测力试验数据和工程估算的方法计算舵面铰链力矩上限的过程,对于以后的铰链力矩试验有较大的指导意义.     

尾翼稳定大长径比无控旋转火箭弹的锥形运动与抑制

分析了尾翼稳定大长径比无控旋转火箭弹的锥形运动,指出由旋转诱导产生的面外力和面外力矩是锥形运动产生的原因.小攻角时,面外力和面外力矩主要是马格努斯力和马格努斯力矩.根据正、反装卷弧形尾翼及平板形尾翼外形滚转特性的风洞实验结果,指出通常采用的正装正向旋转的卷弧形尾翼会使锥形运动加剧;将卷弧形尾翼反装且反向旋转是抑制和减小大长径比无控旋转火箭弹锥形运动的有效措施.     

边条翼布局双垂尾抖振的数值模拟

对边条翼布局的双垂尾抖振进行了较为深入的数值模拟研究。模拟来流马赫数为0.2,迎角为10°~40°。通过非定常Euler方程计算各迎角下的非定常流场及垂尾根部弯矩系数。并将随时间脉动的根部弯矩系数进行计算得到根部弯矩系数均方根值,从而得出根部弯矩响应大小随迎角的变化曲线。结合流场特性对该布局双垂尾抖振的发生机理及抖振响应随迎角的变化规律作了深入分析。结果表明:该边条翼布局双垂尾抖振主要是由于边条破裂涡作用在垂尾上的脉动载荷引起的。最后,将垂尾根部弯矩响应的计算结果与该模型双垂尾抖振的风洞实验结果作了比较,结果符合得较好。     

高超声速风洞多天平测力试验技术研究

在同一次试验中通过安装多台天平测量多个部件气动力,可以更加详细地了解飞行器的气动特性,并可以降低试验成本、提高试验效率。多天平测力技术在亚跨超声速风洞中应用已经非常成熟。但是,在高超声速风洞中,由于模型尺寸小、来流温度高,多天平的布局比较困难,所以目前国内在高超声速风洞中进行的多天平测力试验相对较少。为满足型号研制的需要,在 CARDC 超高速所的Φ1m 高超声速风洞上开展了多天平测力试验技术研究。选取某飞行器的3个控制舵为研究对象。针对试验模型径向尺寸小,而轴向尺寸相对较大的特点,确定采用铰链力矩天平轴线与测量舵转轴互相垂直的“纵轴式”布局方式;采用合理的小型化六分量天平结构形式,升降舵天平测量元件的长、宽、高尺寸为20mm×20mm×25mm;为更加真实地模拟天平的工作状态,设计了专用的加载头,并采用单元加载和组合加载相结合的方法进行校准,校准结果表明,天平主要分量的静校准度均在0．7％以内;在采取温度补偿措施之后,零点漂移明显减小;采用了天平-舵偏角变换装置一体化设计,有效提高了定位和安装精度。在Φ1m 高超声速风洞上开展的 Ma＝5条件下的风洞试验结果表明,采用的多天平测力试验技术是可行的,可以应用到高超声速风洞测力试验中。     

大型单框架磁悬浮控制力矩陀螺研制关键技术研究

控制力矩陀螺属于航天器姿态控制与机动惯性执行机构,磁悬浮控制力矩陀螺具有输出力矩大、微振动、低噪声、长寿命等特点,是敏捷机动卫星、空间站、天空实验室等理想的惯性执行机构之一.在阐述磁悬浮控制力矩陀螺工作原理、结构特点的基础上,介绍了磁悬浮控制力矩陀螺的电磁设计原理、结构分布及控制系统设计过程.基于大型磁悬浮控制力矩陀螺的主要技术指标,详细分析了大型单框架磁悬浮控制力矩陀螺的三个关键技术和解决途径.包括大承载力永磁偏置磁轴承的设计、制造和控制技术;低功耗高速永磁无刷直流电机的设计、控制技术;低速高精度Halbach型框架电机设计、制造、装配和控制技术.为磁悬浮控制力矩陀螺的进一步工程化应用提供了有效的技术途径.     

Friction moment analysis of space gyroscope bearing with ribbon cage under ultra-low oscillatory motion

This paper presents the model of calculating the total friction moment of space gyroscope ball bearings which usually work under ultra-low oscillatory motion and are very sensitive to the friction moment. The aim is to know the proportion of the friction moment caused by each frictional source in the bearing＇s total friction moment, which is helpful to optimize the bearing design to deduce the friction moment. In the model, the cage dynamic equations considering six degree-of-freedom and the balls dynamic equations considering two degree-of-freedom were solved.The good trends with different loads between the measured friction moments and computational results prove that the model under constant rate was validated. The computational results show that when the speed was set at 5 r/min, the bearing＇s maximum total friction moment when oscillation occurred was obviously larger than that occurred at a constant rate. At the onset of each oscillatory motion, the proportion of the friction moment caused by cage in the bearing＇s total friction moment was very high, and it increased with the increasing speed. The analyses of different cage thicknesses and different clearances between cage pocket and ball show that smaller thickness and clearance were preferred.